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固体火箭发动机点火过程内流场的二维预示 总被引:2,自引:0,他引:2
本文对固体火箭发动机点火过程的内场流进行了二维无粘非定常分析,计算得到了该阶段燃烧室中压强,温度和速度的分布。本文还提出了以近似预示复杂三维装药发动机内流场的有效积法。 相似文献
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《航天返回与遥感》2017,(1)
降落伞几何建模和网格剖分是降落伞流固耦合数值仿真的基础。文章建立了包括伞衣主体、径向带、伞顶孔和底边加强带的降落伞精细几何模型,并基于软件开发平台VS2010使用C++语言设计并实现了针对该几何模型的网格自动剖分器。该剖分器采用约束Delaunay剖分算法,具有良好的理论基础、生成的网格质量(quality)高,满足降落伞数值仿真对网格质量的要求;并提供接口可将顶点和网格信息导入到商用软件中做进一步求解分析。实验证明,使用文中网格剖分器生成的网格,不但网格单元质量优于使用商用软件生成的网格,而且在网格单元质量相似的情况下,网格单元数量相对较少。同时,该网格在数值仿真中表现良好。 相似文献
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输出多工器是有效载荷转发器分系统的关键部件之一,其性能好坏决定了整个转发器分系统的性能特性。随着市场需求和航天技术的不断发展,对输出多工器的要求也越来越高。然而,针对输出多工器高温度稳定性需求,采用温补结构是国际上普遍采用的改善输出多工器温度稳定性的方法。文章以TE221的温补滤波器为设计原型,提出了应用多物理场仿真设计温补滤波器的方法。文中首先仿真设计了Ka频段的TE221模滤波器;然后仿真分析了影响温补特性的关键结构尺寸;最后,应用多物理场仿真的方法设计一种TE221模温补滤波器,该滤波器温漂系数小于1ppm/℃,其设计结果满足航天系统的应用。文章提出的设计方法适合任意结构形式的温补滤波器设计,并且该设计方法方便灵活、简单快速。 相似文献
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航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究 总被引:2,自引:1,他引:1
采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和热效应计算得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。 相似文献
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《固体火箭技术》2018,(6)
对某飞行失效固体火箭发动机在长时间小过载情况下的三维两相流内流场进行数值模拟。在计算过程中,考虑了发动机实际飞行过程中由于自身旋转所带来的科氏加速度的影响。针对3个典型时刻,采用DPM模型和Sommerfeld数为判定准则的颗粒壁面碰撞模型,模拟固体火箭发动机的两相流流动,分析两相流流场特点,并给出了颗粒沉积分布区域以及沉积区域最大处颗粒冲刷的角度、速度及粒径统计分布。结果表明,在长时间小过载的情况下,发动机内流场原有的轴对称流动形态发生了改变,颗粒相在承载方向浓度增大,且颗粒沉积的最大浓度区域主要分布在发动机后封头的圆弧过渡段。数值仿真结果可为该类发动机后续的热防护设计提供一定的指导依据。 相似文献
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25t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧腔流动仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
为提高25 t级氢氧膨胀循环发动机推力室氧喷嘴出口流量均匀性,采用CFD方法对氧腔内流场进行了三维稳态数值仿真研究,分析了造成出口流量分布不均的原因,并据此设计了4种改进结构的氧腔,对每种结构进行了细节优化。通过数值仿真得到了不同方案氧腔内的流场分布以及喷嘴出口流量分布,对比分析了均流板和液氧入口结构对出口流量均匀性的... 相似文献
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窄带干扰是低频段InSAR系统面临的主要射频干扰之一,它的存在会对干涉相位产生严重影响,进而导致高程反演误差。本文推导了窄带干扰影响下的InSAR干涉相位的解析表达式,给出了干涉相位对窄带干扰各参数的敏感度方程,仿真分析了窄带干扰对P波段InSAR系统干涉处理的影响。结果表明,窄带干扰经过成像后其幅度调制函数近似为方位时间的sinc函数,在SAR图像中表现为沿距离向的干扰条带。干涉相位对窄带干扰信号的功率较敏感,对其频率较不敏感,干涉相位和高程反演误差随着干信比的增加而增加。 相似文献
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为拓展某小型部分进气亚声速涡轮的应用能力,要求进一步提高其气动性能。使用Numeca商用计算流体力学软件建立了原型部分进气涡轮流道的全环域网格,进行了流场的粘性数值仿真,通过与相同叶型全周进气式涡轮的流场对比分析,揭示了部分进气式涡轮的流动机理和流动损失分布规律。在流场结构研究的基础上,对原型涡轮的动叶进行了改型优化,将动叶叶型由原来的纯冲击式叶型改为略带反力度的叶型,流场仿真结果表明涡轮效率提高了5个百分点。通过对改型前后2种部分进气式涡轮气动参数分布情况的对比分析,表明略带反力度的动叶叶型能有效减小部分进气式涡轮非进气扇区动叶通道内的回流损失,对提高涡轮性能有利,可为同类涡轮的气动设计提供参考。 相似文献
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残余应力是引起零件加工变形和失效的重要因素,残余应力场的重构有助于消除和控制零件在设计、制造、评价和使用过程中的残余应力。针对已有方法难以准确重构残余应力场的问题,提出了一种通过零件加工过程中的变形力数据实现零件残余应力场重构的方法。该方法首先提取了由于材料去除引起的应力重新分布带来的装夹力变化数据,即变形力。残余应力到变形力之间通过协方差矩阵自适应进化策略(CMA-ES算法)反复迭代求解出映射关系,从而构建出零件的残余应力场,最后在仿真环境下对该方法进行了验证。验证结果表明:该方法能较好地预测残余应力场,重构出的零件的初始残余应力场与原始施加的应力场平均误差值约0.38 MPa,为零件残余应力场的重构提供了一种新思路。 相似文献
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文章对某型号卫星的磁力矩器在星体内部产生的磁场进行了逐点计算,并提供了大量卫星内部磁场分布图。计算结果表明,卫星内部一些关键磁敏感部件,例如铷钟、行波管等处磁场值较大,尤其是铷钟位置影响更大一些。文中对计算结果进行分析,并给出建议。 相似文献
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以过驱动航天器的推力器控制分配误差最小、推力器负载均衡等为设计目标,构建航天器推力分配混合优化模型,并将其转化为线性规划模型进行求解,提出了一种考虑负载均衡的航天器推力器动态分配算法。该算法在确保分配误差最小前提下,能够降低各推力器的最大分配推力之差,有效均衡各推力器总工作时长和开关次数,进而延长推进系统的整体工作寿命。进一步定义了表征负载均衡性能的推力平衡度和干扰敏感度性能指标,并在此基础上给出了一种分配算法负载均能能力的定量化评价方法。在仿真验证中,采用平衡度和敏感度对算法性能进行定量评估,结果表明该方法在保证控制性能和控制分配误差的前提下,能够有效均衡各推力器最大推力,提高了系统的平衡度和对扰动力矩的鲁棒性。 相似文献
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推进工质电离、加速、喷出过程以及电羽流的污染控制等都与磁场密切相关。磁场位形的仿真设计对于提高螺旋波等离子体推进器的性能至关重要。基于等效磁荷方法建立了专门针对螺旋波等离子体推进器的三维磁场仿真模型, 计算出圆柱形与圆环形铷铁硼(Nd-Fe-B)永磁体组合产生的磁场位形及磁场强度分布特征。该模型为改进电推进器实验方案提供必要的参考和指导;通过大量仿真计算与分析, 从大量的磁铁构型方案中优选出合适的磁铁构型, 可以缩短螺旋波等离子体推进器的实验周期, 降低成本, 加快电推进器的研发进度。 相似文献
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为了使月球探测器自主的在月球表面进行软着陆,应对着陆区域的地形进行三维重构的方法,获得着陆区域的地形描述。提出了一种通过运动获得长基线的立体视觉的三维重构方法,针对长基线立体视觉方法所存在的问题,通过设计一系列的算法,完成了图像特征点选取和匹配,估计相机在不同位置的相对旋转和位移;对立体图像对进行校正,获得稠密的视差图;通过视差图进行三维重构,生成着陆区域的DEM。根据月球地形的特点建立了软件仿真平台,并且在仿真平台的基础上对文中的算法进行验证。仿真的结果表明该方法可以有效的应用于月面地形的三维重构。 相似文献